• English

Przewody doktorskie

Zakończone przewody doktorskie

Praca ma charakter doświadczalny i poświęcona jest metodzie podwyższania właściwości manewrowych samolotów szkolno-treningowych zbudowanych w oparciu o zasady klasycznej aerodynamiki.

Pojawienie się samolotów myśliwskich charakteryzujących się wysokimi właściwościami manewrowymi niejako automatycznie podniosło wymagania w stosunku do samolotów przeznaczonych do szkolenia pilotów.

W pracy została przedstawiona metoda i sposób uzyskania zamierzonego efektu podwyższenia manewrowości modernizowanego samolotu szkolno-treningowego o klasycznej aerodynamice poprzez wprowadzenie zmian opracowanych w procesie projektowania aerodynamicznego w oparciu o bazę tuneli aerodynamicznych Instytutu Lotnictwa. Uzyskane wyniki badań modeli w tunelach aerodynamicznych oraz porównanie z wynikami badań w locie wykonanymi na prototypach samolotu są materiałem dowodowym uzasadniającym twierdzenie zawarte w tezie rozprawy, że podwyższoną manewrowość (lepsze właściwości aerodynamiczne) samolotu szkolno-treningowego w układzie górnopłata o klasycznej aerodynamice można osiągnąć przez zastosowanie mechanizacji skrzydła i wyposażenie go w pasmo (Strake, LEX) zabudowane u nasady skrzydła.

Dla podwyższenia siły nośnej skrzydła, w pełnym zakresie prędkości użytkowych samolotu oraz podwyższenia granicy występowania zjawiska buffetingu skrzydła, autor zaproponował wprowadzenie pasma (generatora przepływu wirowego omywającego górną powierzchnię skrzydła w obszarze przykadłubowym, w strefie profilu symetrycznego, zabudowanego u nasady skrzydła).

Dla podwyższenia siły nośnej skrzydła, w zakresie małych prędkości oraz zmniejszenia kąta odgięcia strug przepływu za skrzydłem, autor zaproponował wprowadzenie mechanizacji skrzydła (na krawędzi natarcia i spływu skrzydła) opartej na działaniu klapy Fowlera, wytwarzającej siłę nośną nie tylko poprzez odgięcie strug przepływu, ale również przez zwiększenie powierzchni skrzydła (poszerzenie), co w efekcie zapobiegło pojawianiu się oderwania na dolnej powierzchni usterzenia poziomego.

Wariantowo opracowane przez autora zmiany były kolejno wprowadzane do kompletacji modeli i poddawane badaniom w tunelach aerodynamicznych. Niezbędne zmiany korygujące wprowadzane były sukcesywnie w zależności od uzyskiwanych wyników badań.

Wprowadzenie zmian na prototypach zaplanowano i zrealizowano w dwóch etapach. Etap pierwszy: modyfikacji podlegał prototyp samolotu I-22 „Iryda”, na którym wprowadzono zmiany obejmujące zabudowę pasma oraz podwyższenie statecznika pionowego.

Etap drugi: przebudowie podlegał kolejny samolot, na którym wprowadzono dodatkowo całkowicie zmienioną mechanizację skrzydła składającą się z dwusegmentowych slotów na krawędzi natarcia skrzydła i klapy typu Fowler.

Przedstawione w pracy analizy i badania pozwoliły na pozytywne zweryfikowanie tezy rozprawy naukowej. Opracowana metoda przeprowadzenia doboru elementów (pasmo, mechanizacja skrzydła) i badań pozwoliła na osiągnięcie przez modernizowany samolot cech podwyższonej manewrowości.

Rozprawa doktorska podejmuje tematykę wpływu efektów giroskopowych na własności dynamiczne lekkich samolotów z napędem turbinowym. Momenty giroskopowe generowane są przez turbinowy zespół napędowy ze śmigłem i powodują sprzężenie między dynamiką podłużną a boczną samolotu.

Głównym celem pracy było zbadanie wpływu efektów giroskopowych na stateczność dynamiczną i reakcję samolotu na manewry po gwałtownym wychyleniu sterów lub po wejściu samolotu w podmuch wiatru.

Jako reprezentanta samolotów klasy GA, dla którego przeprowadzono obliczenia w niniejszej pracy, wybrano turbośmigłowy samolot I-31T. Analizy przeprowadzono dla kilku różnych modeli matematycznych ruchu płatowca. Umożliwiło to zbadanie zależności między wprowadzanymi założeniami upraszczającymi, a odpowiedzią samolotu, w tym wpływu członów nieliniowych w równaniach ruchu wyrażających sprzężenia bezwładnościowe.

Dokonano analizy wrażliwości stateczności dynamicznej względem bezwymiarowych pochodnych aerodynamicznych wyznaczonych w oparciu o różne źródła danych, tj. metodami analitycznymi i na drodze eksperymentalnej (pomiary w tunelu aerodynamicznym dla skalowanego modelu i próby w locie pełnowymiarowego prototypu samolotu I-23).

Ponadto wykonano symulacje charakterystycznych postaci ruchu samolotu, które porównano z rezultatami badań w locie. Oceniono zgodność wyników stateczności dynamicznej wszystkich postaci ruchu samolotu I-31T, otrzymanych przy wykorzystaniu różnych pakietów obliczeniowych. Przeprowadzono obliczenia pozwalające oszacować tendencje zmian poziomu stateczności na skutek szeregu różnych czynników wpływu.

Otrzymano, że momenty giroskopowe pochodzą głównie od śmigła i ich wpływ na stateczność dynamiczną samolotów lekkich jest pomijalny. Natomiast w lotach manewrowych efekty giroskopowe lekkich samolotów nie powinny być pomijane mimo, że nie są one silne. Stąd rozróżniono dwa typy giroskopowej precesji w zależności od stopnia zaburzenia równowagi lotu ustalonego samolotu. Wprowadzono podział na słabe efekty giroskopowe wpływające na stateczność dynamiczną i silne efekty giroskopowe indukowane w manewrach samolotu.

W podsumowaniu oprócz wniosków fizykalnych zamieszczono rekomendacje dla konstruktorów samolotów ze szczególnym odniesieniem do efektów giroskopowych generowanych przez napęd turbośmigłowy.

W rozprawie przedstawiono analizę wpływu temperatury tarczy hamulcowej na przebieg moment hamowania w hamulcu ciernym pojazdu mechanicznego. Badania zmiany przebiegu momentu hamowania w funkcji czasu spowodowane wzrostem temperatury i co za tym idzie spadkiem współczynnika tarcia, zmieniają efektywność procesu hamowania i stanowią cel naukowy pracy. Przedmiotem rozprawy są zagadnienia związane z problematyką budowy i badań hamulca ciernego, a w szczególności wpływu temperatury na moment hamowania. W ramach pracy wykonano wiele prób na stanowiskach do badania modelowych okładzin ciernych i do badania kompletnych zespołów hamulca. Przeprowadzono pomiary momentu hamowania, prędkości obrotowej, siły hamowania oraz temperatury. Rejestrację temperatury wykonano metodami: termowizyjną, pirometryczną oraz za pomocą termopar w testach modelowych i pirometryczną ‑ w badaniach kompletnego zespołu hamulca. W wyniku przeprowadzonych badań stwierdzone zostało występowanie relacji między przebiegiem temperatury i momentu hamowania.Opracowana metoda badawcza może być wykorzystana do obserwacji wielu zjawisk zachodzących w strefie tarcia hamulca ciernego, trudnych lub wręcz niemożliwych do stwierdzenia innymi metodami pomiarowymi. Jednocześnie zostało zaobserwowane i wyjaśnione zjawisko spadku momentu hamowania i jego ponownego wzrostu do poziomu równowagi.

Opracowano model numeryczny i matematyczny procesu hamowania. Model numeryczny wykonano w oprogramowaniu COMSOL Multiphisics używając wyników z badania na stanowisku do badań modelowych jako parametrów symulacji. Wyniki symulacji porównano z uzyskanymi w badaniach wykazując ich dużą zbieżność. Na podstawie danych z badania modelowego opracowano model matematyczny momentu hamowania i temperatury okładziny ciernej. Wyznaczenie modelu matematycznego wykonano metodą przybliżania krzywych momentu hamowania i temperatury materiału ciernego.

Praca zawiera również analizę stanu wiedzy związanej z tematyką zjawisk zachodzących w strefie tarcia, materiałów ciernych, kompletnych hamulców, a także zagadnień związanych z ich badaniami laboratoryjnymi i symulacjami numerycznymi.

W rozprawie sformułowano wnioski wypływające z wykonanych w ramach rozprawy prac tak badawczych, jak i obliczeniowych potwierdzających tezę pracy oraz wskazano propozycje dalszych prac.

Opracowanie koncepcji samolotu staje się coraz bardziej skomplikowane ze względu na zmiany zachodzące w podstawowych kryteriach oceny proponowanych rozwiązań. W przeszłości, podstawowe osiągi samolotu były jedynym kryterium wyboru. Dzisiaj, coraz większy nacisk kładzie się na takie czynniki jak wpływ na środowisko naturalne, ekonomiczność, czy wygodę podróżowania.
Praca przedstawia metodykę optymalizacji parametrów lekkiego samolotu do wykorzystania w fazie realizacji projektu wstępnego z uwzględnieniem wymagań bezpieczeństwa lotniczego zawartych w specyfikacjach certyfikacyjnych Unii Europejskiej CS-23 oraz wymagań konkurencyjności w systemie transportowym.
Podstawowe decyzje projektowe dotyczące przyszłego statku powietrznego, w tym dobór cech produktu zapadają we wczesnych etapach projektu (definicja wymagań, projekt koncepcyjny, projekt wstępny). Zamrożenie konfiguracji projektu odbywa się z reguły w końcowej fazie projektu wstępnego. Oznacza to, że większość decyzji dotyczących przyszłych statków powietrznych, w tym decyzje, w istotny sposób wpływające na konkurencyjność, zarówno ze strony producenta, jak i operatora podejmowane są przed etapem projektu technicznego. Jednak w tej fazie projektu, ocena osiągnięcia celów projektu jest niezwykle trudna ze względu na nieprecyzyjność wymagań i parametrów konstrukcyjnych, nieznajomość zachodzących interakcji pomiędzy parametrami, niepewność w analizach i obliczeniach. Rozwiązaniem powyższego dylematu jest zwiększanie wiedzy na początkowych etapach procesu projektowania.
Metodyka opiera się na modelu matematycznym samolotu i multidyscyplinarnej optymalizacji konstrukcji i obejmuje podstawowe dziedziny związane z projektowaniem samolotu: aerodynamikę, strukturę statku powietrznego, osiągi i przewidywane koszty eksploatacji.
Najpierw określono podstawowe wymagania dla przyszłych samolotów poprzez zdefiniowanie celów projektu oraz wybór podstawowych parametrów projektowych przyszłego statku powietrznego. Następnie dokonano doboru parametrów samolotu, które w sposób optymalny spełniają cele projektu.
Funkcją celu była wartość bezpośrednich kosztów operacyjnych samolotu na 1 pasażerokilometr. Do rozwiązania zadania optymalizacji zastosowano algorytm ewolucyjny.
Wymagania konkurencyjności zostały sformułowane w oparciu o koncepcję systemu transportu lekkimi samolotami (Small Aircraft Transport System – SATs). Wizja SATs została opracowana przez konsorcjum w ramach projektów realizowanych w 6 i 7 Programie Ramowym Unii Europejskiej. SATs jest oparty na flocie małych samolotów i wiropłatów o liczbie miejsc 4 do 19, działający w ramach zintegrowanego i inteligentnego systemu zarządzania transportem, operujących na małych lotniskach i lądowiskach. Wyniki analiz SATs podkreślają znaczenie floty samolotów turbośmigłowych.
Pierwszym etapem pracy była analiza aktualnego stanu wiedzy w trzech obszarach tematycznych: systemy transportu lekkimi samolotami, proces projektowania na etapie tworzenia koncepcji i projektu wstępnego, proces modelowania i symulacji komputerowych oraz metody optymalizacji numerycznej.
Wyniki analizy posłużyły do opracowania koncepcji modelu matematycznego samolotu. Model matematyczny samolotu składa się z czterech modułów; modelu masowego, modelu osiągów, modelu bezpośrednich kosztów operacyjnych oraz algorytmu optymalizacyjnego.
Kolejnym krokiem było opracowanie modelu symulacyjnego i programu symulacyjnego. Model symulacyjny został opracowany w programie Mathcad. Podstawowym celem modelu symulacyjnego było sprawdzenie poprawności konstrukcji modelu matematycznego, kompletności danych oraz algorytmów obliczeniowych.
Program symulacyjny został opracowany w języku C++, w środowisku programistycznym Visual Studio.
Jako przykład wykorzystania opracowanej metodyki przeprowadzono optymalizację parametrów projektowych dwóch klas samolotów: Commuter 9-miejscowy i Commuter 19-miejscowy. Wyniki optymalizacji porównano z wynikami optymalizacji metodą opartą na minimalizacji mocy silników statku powietrznego.
Przeprowadzono również analizę wrażliwości funkcji celu względem wybranych parametrów samolotu, co umożliwia wyselekcjonowanie najważniejszych zmiennych odpowiedzialnych za koszty operacyjne.
Praca zawiera wnioski z modelowania i analiz oraz zalecenia prowadzące do poprawy konkurencyjności małych samolotów.

Rozprawa doktorska podejmuje tematykę wczesnego wykrywania uszkodzeń superstopów na bazie niklu metodami nieniszczącymi. Degradacja struktury materiałów konstrukcyjnych jest zjawiskiem groźnym z punktu widzenia bezpieczeństwa eksploatacji konstrukcji inżynierskich. Deformacja materiałów konstrukcyjnych powoduje uszkodzenie struktury i w efekcie końcowym zniszczenie materiału. Analiza rozwoju uszkodzeń polega na obserwacji zmian struktury materiału poddanego określonej deformacji. W celu określenia stopnia degradacji materiałów stosuje się zarówno metody badań niszczące jak i nieniszczące. Istotną zaletą metod nieniszczących jest to, iż nie wymagają pobierania próbek materiałowych z obiektu badań celem określenia właściwości materiału.
Głównym celem pracy było zbadanie możliwości wykrycia uszkodzeń, na wczesnym etapie procesu degradacji materiału, przy użyciu obecnie stosowanych lub zmodyfikowanych metod badań nieniszczących. Jako wczesny etap procesu uszkodzenia przyjęto etap poprzedzający utworzenie pęknięcia dominującego, kiedy powstałe w rezultacie kumulacji mikrouszkodzeń pęknięcie osiąga rozmiar poniżej 0,5 mm.
Do wykrywania i monitorowania opisanych zmian w strukturze materiału wybrano metodę ultradźwiękowa i metodę prądów wirowych. Jako materiału do badań i oceny degradacji użyto stopu Inconel 718. Inconel jest rodziną nadstopów o austenitycznej strukturze krystalicznej opartej na bazie niklu i chromu. Nadstopy te cechuje wysoka żaroodporność, wytrzymałość i odporność na pełzanie w wysokich temperaturach, dobra stabilność powierzchniowa oraz odporność na korozję i utlenianie. Stąd stopy Inconel znajdują szczególne zastosowania do pracy w ekstremalnych warunkach – w energetyce, w lotnictwie, w przemyśle kosmicznym. Do badań materiałowych zastosowano nowy rodzaj próbek o zmiennym polu przekroju części pomiarowej. Pozwoliło to na uzyskanie ciągłego rozkładu odkształceń plastycznych w tej części próbki. Deformacja trwała, która zmienia się wzdłuż osi próbki umożliwia analizę uszkodzenia wywołanego odkształceniem plastycznym. Zaproponowana metoda pozwala na zastąpienie w badaniach serii próbek jedną próbką.
Metody pomiaru uszkodzenia materiałów bazują na założeniu korelacji stopnia uszkodzenia z pewną mierzalną wielkością fizyczną nazywaną wskaźnikiem uszkodzenia. W pracy dokonano analizy stosowanych miar i wskaźników uszkodzenia. W odniesieniu do zastosowanych technik nieniszczących jako wskaźniki uszkodzenia w przypadku badań ultradźwiękowych przyjęto zmiany współczynnika tłumienia materiału i dwójłomności akustycznej, natomiast dla metody prądów wirowych zmianę kąta fazowego impedancji zespolonej prądów wirowych w materiale. Dokonano pomiarów wyżej wymienionych wskaźników na próbkach materiału rodzimego. W celu otrzymania określonej deformacji materiału próbki poddano badaniom wytrzymałościowym – statycznym próbom rozciągania i próbom pełzania. Ponownie dokonano pomiaru wskaźników uszkodzenia. W efekcie uzyskano zależności tłumienia, dwójłomności akustycznej oraz przesunięcia kąta fazowego impedancji od stopnia uszkodzenia materiału w poszczególnych obszarach próbek. W oparciu o model Johnsona wyznaczono parametry uszkodzenia w częściach pomiarowych próbek. Otrzymano korelacje stopnia uszkodzenia z wybranymi wskaźnikami uszkodzenia.
W podsumowaniu pracy stwierdzono, że wskazane techniki badań nieniszczących mogą być stosowane do oceny stopnia degradacji materiałów. Z ich pomocą możliwe jest wykrywanie uszkodzeń, już na poziomie mikrostruktury, powstałych wskutek obciążeń eksploatacyjnych materiałów a związanych z procesem pełzania i zmęczenia. Przedstawione w pracy techniki badań nieniszczących pozwalają uzyskać informację o zmianach w strukturze materiału spowodowanych deformacją stałą na wczesnym etapie uszkodzenia.

Cel pracy
Erozja kropelkowa jest wynikiem licznych i powtarzalnych zderzeń kropel cieczy z ciałem stałym, charakteryzująca się uszkodzeniami materiału podobnymi jak w przypadku zjawiska zmęczenia.
Dotychczas wykorzystywane modele erozji kropelkowej bazują głównie na danych empirycznych oraz ograniczonym doborze właściwościowości materiałów.
Celem pracy jest opracowanie metodyki przewidywania czasu eksploatacji stali martenzytycznych poddanych działaniu erozji kropelkowej, wykorzystującej dane określające wytrzymałość zmęczeniową materiałów.

Teza pracy
Określenie czasu eksploatacji stali martenzytycznych w warunkach erozji kropelkowej jest możliwe w oparciu o dane materiałowe dostępne dla oceny wytrzymałości zmęczeniowej.

Zakres pracy
• Na podstawie dostępnych publikacji przedstawiony został stan wiedzy na temat erozji kropelkowej, ze szczególnym zwróceniem uwagi na towarzyszące jej mechanizmy degradacji materiałów.
• Przeanalizowano istniejące modele przewidywania czasu eksploatacji. Rozpatrzono czynniki wpływające na: obciążenia wywołane pojedynczymi uderzeniami kropel, dobór danych materiałowych, strukturalne i termodynamiczne warunki erozji.
• Określony został konieczny zakres badań dla dwóch typów stali martenzytycznych: 17-4PH i X20Cr13, powszechnie stosowanych w budowie turbin parowych, kompresorów odśrodkowych i turbin gazowych, odpowiadający typowym warunkom ich pracy.
• W rezultacie badań określono podobieństwa między mechanizmami degradacji materiałów w warunkach erozji i zmęczenia. Stosowane były: badania wizualne, magnetyczno-proszkowe, mikrofraktografia z wykorzystaniem mikroskopii elektronowej, badania strukturalne z wykorzystaniem transmisyjnej mikroskopii elektronowej oraz badania zmian naprężeń szczątkowych metodą Rentgenowską.
• Analizy i symulacje zderzeń kropel cieczy z ciałem stałym zostały przeprowadzone wykorzystując metodę elementów skończonych (FEM) oraz ze względu na złożoność oddziaływań płynu z ciałem stałym, występowanie dużych odkształceń i efektów fragmentacji,metodę cząstek rozmytych (SPH). Otrzymane wyniki posłużyły do określenia poziomów generowanych naprężeń.
• W oparciu o podejście stosowane w wytrzymałości zmęczeniowej opracowano metodykę przewidywania okresu inkubacji erozji kropelkowej. Wartości naprężeń oraz odkształceń generowane przez pojedyncze zderzenia określane są numerycznie. W zależności od ich poziomu, stosowane są dwie metody szacowania czasu eksploatacji: dla zmęczenia wysokocyklowego oraz niskocyklowego. Losowość powtarzalności uderzeń kropel cieczy uwzględniona jest w oparciu o zaproponowany prosty model statystyczny. Weryfikację i walidację opracowanej metody przeprowadzono doświadczalnie.

Wnioski
• Analiza literatury wykazała istnienie podobieństw pomiędzy zjawiskiem erozji oraz zmęczenia materiałów:
a. istnienie okresu inkubacji, analogicznie jak w przypadku zjawiska zmęczenia materiału;
b. wydłużenie lub skrócenie okresu inkubacji w wyniku zmiany parametrów erozji (np. prędkości zderzeń);
c. istnienie granicznych warunków w jakich erozja może wystąpić (np.minimalna prędkość, przy pozostałych parametrach pozostających bez zmian) podobnie jak w przypadku materiałów wykazujących istnienie wytrzymałości zmęczeniowej, np. dla stali węglowej;
d. brak granicznych warunków w jakich erozja może wystąpić (np. brak minimalnej prędkości, przy pozostałych parametrach pozostających bez zmian) podobnie jak w przypadku materiałów niewykazujących istnienia wytrzymałości zmęczeniowej, np. dla stopów aluminium.
• Analizując dostępne modele erozji kropelkowej, zaobserwowano istnienie istotnych ograniczeń w możliwości ich stosowania. Wynikały one z uproszczeń w modelach (ich budowa w oparciu o dane empiryczne), lub braku dostatecznej liczby danych określających właściwości materiałów.
• Mechanizmy degradacji pod wpływem erozji wykazały liczne podobieństwa do spotykanych przy zmęczeniu. Pod wypływem kolejnych cykli naprężeń wywołanych przez pojedyncze uderzenia kropel wody, dochodziło do kumulacji defektów strukturalnych oraz mikrodeformacji powierzchni. Po osiągnięciu krytycznych wartości liczby zderzeń (okres inkubacji) degradacja materiału postępowała w postaci inicjacji, a następnie propagacji mikropęknięć o charakterze zmęczeniowym.
• Przeprowadzone analizy i symulacje pojedynczych zderzeń kropel cieczy z ciałem stałym wykazały, że poziom generowanych naprężeń jest dostateczny do przekroczenia wytrzymałości zmęczeniowej. Źródłem naprężeń było zarówno oddziaływanie hydrodynamiczne jak i powstanie fali uderzeniowej. W zależności od warunków erozji zaobserwowano dwa warianty (dla typowych warunków pracy turbin parowych, turbin gazowych oraz kompresorów odśrodkowych):
e. Pojedyncze zderzenia generowały naprężenia przekraczające wytrzymałość zmęczeniową badanego materiału, ale były zbyt małe aby doprowadzić do uplastycznienia;
f. Pojedyncze zderzenia generowały naprężenia przekraczające granice sprężystości badanego materiału.
• Dokładność opracowanej metodyki oceny okresu inkubacji dla modeli bazujących na zmęczeniu wysoko- i niskocyklowym zweryfikowanej w oparciu o dane z testów przeprowadzonych zgodnie ze standardem ASTM G73 jest porównywalna do metodyk stosowanych przy ocenie wytrzymałości zmęczeniowej.

Rekomendacje, kierunki dalszych bada
• Niektóre z istniejących w przedstawionej metodyce uproszczeń wynika z aktualnego stanu modelowania zmęczenia materiałów w mikroskali oraz w zakresie zmiennych prędkości odkształceń. Z chwilą postępu w tym zakresie, należy go wykorzystać wprowadzając zmiany w proponowanej metodyce w celu poprawienia dokładności modelowania problemów związanych z erozją kropelkową.
• Przeprowadzone w ramach pracy badania dotyczyły wysokostopowych stali martenzytycznych. Inne materiały charakteryzujące się wysoką odpornością na erozję takie jak stopy na bazie kobaltu (Stellite) lub stopy tytanu posiadają jednak odmienne właściwości fizyczne, wytrzymałość na zmęczenie oraz mikrostrukturę. Należy podjąć dalsze prace nad możliwościami przystosowania proponowanej metodyki do innych materiałów niż stale martenzytyczne.
• Biorąc pod uwagę, że okres eksploatacji turbin parowych, gazowych oraz kompresorów odśrodkowych jest wieloletni, dalsze badania należałoby przeprowadzić w kierunku wykorzystania w proponowanej metodyce danych materiałowych określających wytrzymałość zmęczeniową. Aktualnie prowadzone są prace nad możliwościami wykorzystania wykresów Goodman’a lub Haigh’a z uwzględnieniem wpływu naprężeń średnich.
• Znając wpływ określonych parametrów konstrukcji, mechanizmów i warunków pracy na przebieg erozji (np. kąt zderzenia, chropowatość powierzchni) należy przeprowadzić dalsze prace nad stworzeniem wytycznych dla konstruktorów, dzięki którym możliwe byłoby obniżenie poziomów naprężeń wytwarzanych przez pojedyncze zderzenia, co w rezultacie prowadziłoby do zwiększenia odporności konstrukcji na erozję.

Praca podejmuje tematykę optymalizacji multidyscyplinarnej samolotu w odwróconym układzie połączonych skrzydeł. W ramach realizowanych badań opracowano algorytm optymalizacji całego samolotu w odwróconym układzie połączonych skrzydeł, z napędem elektrycznym. Zaproponowany algorytm jest algorytmem optymalizacji globalnego przeszukiwania przestrzeni rozwiązań, odpowiednim do wstępnego projektowania samolotu w układzie połączonych skrzydeł. Algorytm ten ma budowę modułową i oparty jest na automatycznym generatorze geometrii, obliczeniach strukturalnych metodą elementów skończonych i obliczeniach aerodynamicznych metodą panelową. Cały proces został zoptymalizowany, aby zminimalizować czas obliczeń.
Za główny cel optymalizacji przyjęto maksymalizację zasięgu samolotu dla założonej misji, gdyż mały zasięg to jedna z głównych wad samolotu z napędem elektrycznym. Przyjęto stałą masę płatną oraz pojemność akumulatorów. Parametry definiujące globalną i lokalną geometrię oraz strukturę zostały przyjęte za zmienne optymalizacji.
Optymalizacja struktury przeprowadzana jest wewnątrz kroku pętli aerodynamicznej. W jej trakcie, wytrzymałość struktury sprawdzana jest na działanie obciążeń w krytycznych przypadkach z obwiedni obciążeń w locie. Jedynie parametry struktury są zmiennymi w tym etapie. Z kolei w kroku aerodynamicznym jedynie zmienne geometryczne poddawane są zmianom.
Do optymalizacji posłużono się meta-modelem powierzchni odpowiedzi. Ostateczna optymalizacja przeprowadzana jest dwuetapowo. W pierwszym, globalnym kroku, wykorzystuje się algorytmy genetyczne. W drugim kroku, który służy do poprawienia pierwszego przybliżenia optimum wykorzystano jeden z algorytmów gradientowych.
Na podstawie tego algorytmu napisano stosowne oprogramowanie i przeprowadzono jego testy. Część aerodynamiczną zweryfikowano na podstawie, zrealizowanych w Instytucie Lotnictwa badań tunelowych. Następnie przeprowadzono optymalizację dla trzech przypadków testowych samolotów UAV i VLA. Dodatkowo zaproponowano modyfikację algorytmu uwzględniającą zapewnienie zadanego zapasu stateczności podłużnej konfiguracji optymalnej. Na podstawie wyników uzyskanych optymalizacji dowiedziono, że zaproponowany algorytm optymalizacji pozwala zwiększyć zasięg samolotu w odwróconym układzie połączonych skrzydeł.

Rozprawa zawiera wyniki uzyskane w ramach projektu MOSUPS PBS1/A6/14/2012 finansowanego przez Narodowe Centrum Badań i Rozwoju.

W rozprawie przedstawiono analizę wyników badań katalitycznego rozkładu wysoko stężonego nadtlenku wodoru, przy zastosowaniu katalizatorów w postaci tlenków manganu na nośnikach ceramicznych. W celu przeprowadzenia prac zaprojektowano i wykonano stanowiska badawcze oraz aparaturę. Badania wykonano za pomocą przepływowych złóż katalitycznych, konstrukcją zbliżonych do tych, jakie są stosowane w silnikach rakietowych.
Problemem badawczym pracy była ocena możliwości zastosowania ceramicznych katalizatorów heterogenicznych do rozkładu 98% nadtlenku wodoru w nieogrzewanych złożach katalitycznych silników rakietowych na jednoskładnikowe oraz dwuskładnikowe materiały pędne. W celu przeprowadzenia badań wykonane zostały katalizatory na nośnikach, składających się głównie z faz α i γ tlenku glinu, z fazą aktywną w postaci tlenków manganu, domieszkowanych tlenkami metali przejściowych.
Prace badawcze zrealizowano w czterech etapach. Wykonanie 46 prób w złożach katalitycznych według jednakowej procedury, z użyciem różnych katalizatorów, pozwoliło na porównanie ich osiągów. Na tej podstawie wybrano te katalizatory, które najlepiej spełniały określone kryteria i z ich udziałem zrealizowano drugi etap badań w nowym zestawie doświadczalnym. Istotnym zadaniem badawczym była próba opracowania i zbadania złóż katalitycznych o warstwowym ułożeniu katalizatorów na nośnikach ceramicznych, oddzielonych siatkami (zwanych kompozytowymi złożami katalitycznymi). Finalnie wykonano badania długotrwałości pracy wybranej konfiguracji kompozytowego złoża katalitycznego w celu dokonania oceny możliwości praktycznego zastosowania takiej struktury w silnikach rakietowych.
Sformułowano wnioski, wynikające z wyników przeprowadzonych doświadczeń a także zaproponowano dalsze prace, będące kontynuacją badań.
Prace badawcze wykonano podczas realizacji projektu “Research on compositecatalystbeds for decomposition of hydrogenperoxide to be applied in a monopropellantthruster”, sfinansowanego przez Europejską Agencję Kosmiczną w ramach programu PECS. Projekt został zrealizowany w Instytucie Lotnictwa w latach 2013 – 2014 przez zespół badawczy Zakładu Technologii Kosmicznych.

Analiza danych statystycznych dotyczących operacji komercyjnych realizowa­nych przy użyciu lekkiego samolotu wskazuje, że jego parametry w zakresie bezpie­czeństwa i niezawodności są zdecydowanie gorsze od spotykanych w dużym lotnic­twie. Jedną z przyczyn tego stanu są ograniczenia masowe lekkiego samolotu (nie można wozić zbyt wiele) jak również wysoka cena technologii awionicznych stoso­wanych w dużych samolotach (nie może być za drogo). Konieczne jest więc poszu­kiwanie rozwiązań poprawiających bezpieczeństwo lekkiego samolotu poprzez zasto­sowanie dedykowanych rozwiązań (pozwalających uniknąć znacznego wzrostu masy startowej oraz kosztów operacyjnych). Praca dotyczy Bezpieczeństwa Systemu Transportu przy użyciu lekkiego samolotu z napędem śmigłowym (o masie poniżej 5760 kg i liczbie miejsc pasażerskich poniżej 10).

Celem pracy była analiza możliwości poprawy bezpieczeństwa poprzez:

  • Identyfikacje krytycznych z punktu widzenia bezpieczeństwa kwestii oraz ana­lizę możliwości ich obniżenia;
  • Świadomy dobór parametrów techniczno-operacyjnych lekkiego samolotu i ca­łego systemu.

Cel zrealizowano poprzez identyfikację profilu misji oraz wag poszczególnych problemów z zakresu bezpieczeństwa na różnych etapach lotu. Pozwoliło to podnieść poziom bezpieczeństwa lekkiego samolotu przy nieznacznym wzroście masy starto­wej oraz kosztów operacyjnych.

Do realizacji postawionego zadania zastosowano metody z zakresu analizy sta­tystycznej oraz rachunku prawdopodobieństwa, pozwalające modelować Średni Czas Pomiędzy Incydentami i Wypadkami (SCPIiW). Do kalibracji modelu matematycz­nego wykorzystano model statystyczny na bazie 194 incydentów i wypadków mają­cych miejsce podczas operacji na obszarze Stanów Zjednoczonych w latach 2008-2013.

W wyniku pracy powstał rozkład intensywności występowania zdarzeń w po­szczególnych etapach lotu oraz przewidywany poziom bezpieczeństwa STLS w róż­nych wariantach funkcjonowania. W podsumowaniu wskazano, iż najistotniejsze problemy z zakresu bezpieczeństwa operacji STLS to niezawodność techniczna sil­nika (25% udziału w przewidywanej liczbie wypadków) oraz błędy pilota polegające na utracie orientacji przestrzennej (16%), błędy pilotażu (12%) oraz błędy wynikające z przewidywanego z operowania na lotniskach niecertyfikowanych oraz niekontrolo­wanych (odpowiednio 7,5% oraz 5,5%). Stwierdzono też, iż świadomy dobór para­metrów techniczno-operacyjnych floty samolotów STLS pozwala poprawić bezpie­czeństwo ponad 3,5-krotnie, co oznacza wydłużenie średniego czasu pomiędzy incy­dentami i wypadkami o 230%.

Jednak jest to nadal zbyt mało by uznać STLS za dostatecznie bezpieczny. Ko­nieczne są dalsze udoskonalenia zarówno w obszarze niezawodności technicznej, w szczególności awaryjności zespołu napędowego, a także szkolenia pilotów prowa­dzące do zredukowania intensywności występowania błędów polegających na utracie orientacji przestrzennej, błędów pilotażu podczas przyziemienia czy też błędów po­pełnianych przed startem – obejmujących przygotowanie do lotu. Część analiz i otrzymanych rezultatów była wykonana w ramach projektów badawczych ESPOSA oraz ASCOS FP7.

Rozprawa podejmuje problem identyfikowania, szacowania i analizy ryzyka w obszarze prac laboratoryjnych w warunkach właściwych dla laboratoriów badawczych uczestniczących w procesie akredytacji oraz laboratoriów oferujących swe usługi  poza tym procesem.

W pracy zaprezentowano model oceny i postępowania z ryzykiem w warunkach zidentyfikowanych źródeł niepewności w obszarze technicznym i obszarze organizacyjnym laboratoriów badawczych oraz określono mapę zagrożeń w procesie badań.

Określono metodologię definiującą sposób podejścia do szacowania ryzyka w laboratoriach badawczych. Wskazano źródła informacji o ryzyku oraz narzędzia służące do ich analizy. Zinterpretowano wyniki analiz dla przeprowadzonych badań ankietowych oraz wyników auditów wewnętrznych i zewnętrznych przeprowadzonych w obszarze badanych laboratoriów. Implementacja opracowanej metodyki w strategię działania laboratoriów w istotny sposób wpłynie na doskonalenie funkcjonowania działalności laboratoryjnej.

Do analizy otrzymanych wyników przeprowadzonych badań ankietowych użyto takich narzędzi jak: analizę wskaźnika struktury ryzyka (WSR), analizę siatki centylowej ryzyka, analizę zależności ryzyka perspektywi ich siły w materializowaniu ryzyka oraz analizę regresji liniowej.
Dla przeprowadzenia analiz danych źródłowych pochodzących z wyników auditów wewnętrznych i zewnętrznych wykorzystano następujące narzędzia: analizę procentową ryzyka, analizę Pareto rozkładu ryzyka, analizę wystandaryzowaną ryzyka oraz analizę rankingu.

Opracowana w pracy metodologia prowadzonych analiz wyników badań ankietowych i auditowych stanowiła oryginalne rozwiązanie w aspekcie podjętego tematu badania i analizy ryzyka w praktyce laboratoryjnej.

Możliwość skutecznego radzenia sobie z zagadnieniem ryzyka w kontekście dostarczania Klientom najwyższej jakości usług, pozwoli laboratoriom uzyskać przewagę konkurencyjną nad pozostałymi uczestnikami rynku badań.

W rozprawie przedstawiono analizę wpływu geometrii komory spalania silnika o zapłonie samoczynnym i wtrysku bezpośrednim na poziom emisji tlenków azotu. Wybór tlenków azotu jako składnika spalin podlegającego analizie został dokonany ze względów na ich wyjątkową szkodliwość dla zdrowia, środowiska i z powodu trudności w ograniczeniu ich emisji na poziomie powstawania i eliminacji ze spalin. Poziom emisji tlenków azotu zależy od wielu czynników konstrukcyjnych silnika i parametrów wtrysku paliwa, w pracy poświecono dużo uwagi analizie literatury  po to, aby wyeliminować wpływ tych czynników (poza geometrią komory) na wyniki realizowanych badań.

Badania przeprowadzono na pięciu komorach spalania, które różniły się między sobą średnicą i głębokością,a dobrane były tak, aby pozostawić jednakowy stopień sprężania. W wyniku przeprowadzonych badań i symulacji stwierdzone zostało występowanie relacji miedzy średnicą komory spalania a poziomem emisji tlenków azotu.

Przedstawione symulacje zawirowania powietrza i jego oddziaływania na strugę paliwa pozwoliły (w oparciu o załączoną teorię rozpadu strugi i analizy innych badaczy dotyczące wpływu wielkości kropli i czasu przebywania kropli w strefie spalania) na udowodnienie postawionej tezy. Symulacje zawirowania powietrza i wtrysku paliwa w cylindrze i komorze spalania przeprowadzono w oprogramowaniu SolidWorksFlowSymulation.

Opracowano model matematyczny ruchu kropli paliwa w zawirowanym powietrzu, uzyskując dobrą zbieżność z symulacjami w programie SolidWorksFlowSymulation.

Sformułowano wnioski wypływające zarówno z wykonanych w ramach rozprawy prac badawczych, jak i z symulacji komputerowych potwierdzających tezę pracy. Wnioski z rozprawy mogą stanowić wskazówki podczas konstruowania toroidalnych komór spalania.

Rozprawa przedstawia kompleksową analizę możliwości zastosowania systemów elektrycznych do napędu przyszłych, komercyjnych statków powietrznych. Praca stanowi studium realności i celowości zastąpienia silników turbowentylatorowych przez szeroko rozumiane napędy elektryczne w perspektywie następnych trzech dekad. Studium poprzedzone jest omówieniem potencjalnych wymagań i oczekiwań klienta, którym w większości przypadków są linie lotnicze, jako przyszli użytkownicy tych napędów. W pracy uwzględniono uwarunkowania odnośnie bezpieczeństwa, ochrony środowiska naturalnego, ekonomiczne oraz obsługowe.

Następnie dokonano przeglądu możliwości technicznych realizacji wymogów stawianych przed przyszłymi napędami, przedstawiając zalety i wady poszczególnych rozwiązań, oraz prezentując zestawienie potencjalnie konkurencyjnych metod. Omówiono trzy główne rodzaje napędu, wykorzystującego systemy elektryczne – system w-pełni-elektryczny, hybrydowy oraz turbo-elektryczny z uwzględnieniem różnych wariantów architektury układu. Przeanalizowano ich mocne i słabe strony i omówiono obecne ograniczenia techniczne. W następnym kroku skupiono się na zagadnieniu komponentów elektrycznych pod kątem ich sprawności, gęstości mocy (lub energii w przypadku źródeł magazynowania energii) oraz możliwości ich potencjalnego rozwoju. Dokonano przeglądu obecnych, w pełni elektrycznych statków powietrznych pod kątem ich osiągów i kierunku planowanego rozwoju oraz sprawdzono zasadności wykorzystania napędu w pełni elektrycznego do napędu odrzutowego samolotu dyspozycyjnego. W oparciu o wnioski sformułowane na tym etapie pracy przeprowadzono dogłębną analizę napędu rozproszonego, opartego na systemach turbo-elektrycznych i hybrydowych, zastosowanego jako napęd samolotów typu: regionalnego, wąskokadłubowego oraz szerokokadłubowego. Otrzymane rezultaty porównano z osiągami wybranych samolotów bazowych obecnie dostępnych na rynku, reprezentatywnych dla każdej z trzech powyższych kategorii. Analizę wykonano w trzech etapach dokonując obliczenia cyklu termodynamicznego i osiągów napędu niezainstalowanego, obliczenia masowe nowego układu napędowego oraz bilansu energetyczny dla przykładowej misji. Zbadano możliwość zmniejszenia zapotrzebowania na energię, niezbędną do odbycia misji, oraz możliwości ograniczenia emisji szkodliwych produktów spalania, pokazując potencjalne korzyści zastosowania napędów, dla różnych stopni rozwoju urządzeń elektrycznych. Identyczną analizę przeprowadzono również dla zasymulowanego odsysania warstwy przyściennej, które wydatnie zwiększa potencjalne korzyści zastosowania systemów elektrycznych.

W podsumowaniu pracy przedstawiono wnioski odnośnie idei zastosowania napędów elektrycznych oraz odnośnie każdego przeanalizowanego systemu z osobna. Na zakończeniem przedstawiono rekomendację przyszłych analiz, dalszych badań oraz możliwości komercjalizacji.

Przedstawiona praca doktorska ma charakter analityczny i poświęcona jest metodzie wyznaczania wskaźników niezawodności dla wojskowych pojazdów mechanicznych eksploatowanych nieregularnie na podstawie ewidencjonowania zdarzeń eksploatacyjnych. Wskaźniki niezawodności stanowią pomocny element w logistyce wojskowej. Przedstawiony w pracy algorytm wyznaczania wskaźników niezawodności jest na tyle uogólniony, że może być wykorzystany do analizy innych rodzajów obiektów technicznych używanych w ratownictwie, transporcie sezonowym i wyspecjalizowanych zadaniach transportowych.

Pojawienie się technologii informatycznych w logistyce wojskowej pozwoliło przenieść tradycyjny papierowy system ewidencjowania zdarzeń eksploatacyjnych do zintegrowanego wojskowego systemu informatycznego. To umożliwia śledzenie historii użytkowania floty wojskowych pojazdów z uwzględnieniem pojedynczych egzemplarzy sprzętu. Siły Zbrojne będące w stanie stałej gotowości bojowej utrzymują potencjał środków walki, środków wspomagających oraz logistycznych i transportowych na podwoziach pojazdów. Znajomość niezawodności poszczególnych rodzajów pojazdów stwarza możliwość właściwego planowania misji w ramach posiadanego potencjału środków transportowych.

W pracy została przedstawiona metoda uzyskania zamierzonego celu podwyższenia efektywności zarządzania flotą pojazdów mechanicznych użytkowanych nieregularnie. Opracowany na podstawie procedur analitycznych, algorytm doboru pojazdu lub grupy pojazdów do realizacji zadań uwzględnia przeznaczenie mobilnych środków, złożoność oraz komplikację ich budowy, stopień nowoczesności, a w tym tzw. „zestarzenie moralne”, historię eksploatacji – przebiegi, naprawy bieżące, naprawy planowe, obsługi planowe, ilości zużytego paliwa, olejów i smarów, unormowania branżowe. Uzyskane wyniki badań modeli analitycznych oraz przeprowadzone symulacje komputerowe dowodzą słuszności przyjętej tezy rozprawy doktorskiej, która twierdzi, iż wyznaczone wskaźniki niezawodności dla poszczególnych grup pojazdów można zaimplementować do Zintegrowanego Wieloszczeblowego Systemu Informatycznego Resortu Obrony Narodowej.

Dla podwyższenia efektywności zarządzania pojazdami wojskowymi autor zaproponował wprowadzenie algorytmu uwzględniającego mobilność pojazdu, rodzaj trakcji – kołowa lub gąsienicowa, specyfikę zadaniową oraz historię użytkowania pojazdu. Wprowadził także rezerwową procedurę popartą wynikami badań i symulacjami komputerowymi w niniejszej pracy, której celem jest oszacowanie niezawodności pojazdu wskazanego do wykonania zadania.

W oparciu o znane metody badawcze stosowane do określenia niezawodności różnorodnych systemów mechanicznych stworzono model matematyczny. Przeprowadzono dobór minimalnych koniecznych i wystarczających parametrów eksploatacyjnych pojazdu, pozwalających na wyznaczenie wskaźników niezawodności wojskowych pojazdów mechanicznych na poziomie pojedynczego egzemplarza sprzętu.

Przeprowadzono wstępną analizę efektów ekonomicznych spodziewanych przy zastosowaniu opracowanych w rozprawie metod wyznaczania wskaźników niezawodności. Porównanie stosowanych obecnie w Siłach Zbrojnych RP ewidencjonowania z zaproponowanymi w pracy, pozwoliło stwierdzić, iż innowacyjne metody niewątpliwie przyniosą pozytywny efekt zarówno w zwiększeniu niezawodności przeprowadzania akcji ratowniczych i interwencyjnych a także przyniosą oszczędności w okresie wyczekiwania i przechowywania.

Na zakończenie rozprawy przedstawiono wnioski z przeprowadzonych rozważań analitycznych popartych zgromadzoną obszerną bazą danych eksploatacyjnych różnego rodzaju sprzętu transportowego używanego nieregularnie w Siłach Zbrojnych Rzeczpospolitej Polski.

W rozprawie przedstawiono analizę niezawodności i kosztów ryzyka niezdatności eksploatacyjnej samochodów ciężarowych użytkowanych w warunkach wynajmu długoterminowego. Głównym celem pracy było opracowanie modelu oceny efektywności eksploatacyjnej samochodu ciężarowego obejmującej zarówno kryteria ekonomiczne, jak i niezawodnościowe.

Dodatkowym celem pracy było porównanie trzech marek samochodów ciężarowych średniej ładowności, wykorzystywanych w transporcie dystrybucyjnym w warunkach wynajmu długoterminowego.

Na podstawie analizy literatury, a także na podstawie doświadczeń praktycznych wykazano, że dotychczas stosowane metody oceny efektywności eksploatacyjnej samochodów w wielu wypadkach nie są już wystarczające. W warunkach dużej konkurencji na rynku usług transportowych istotne znaczenie ma zarządzanie ryzykiem eksploatacyjnym oraz przewidywanie uszkodzeń samochodu i wyprzedzające oszacowanie kosztów tych uszkodzeń. Z punktu widzenia modelu efektywności eksploatacyjnej dużą wagę zyskują zagadnienia nieciągłości przychodu oraz zagadnienia utraconego zaufania u klientów.

Praca obejmuje:
1. Teoretyczne studium nad opracowaniem matematycznego modelu oceny efektywności eksploatacyjnej samochodu,
2. Badania symulacyjne- modelowanie numeryczne efektywności eksploatacyjnej,
3. Doświadczalne badania eksploatacyjne niezawodności i kosztów napraw trzech wybranych marek,
4. Eksperckie badania niezawodności i kosztów utrzymania technicznego samochodów.

Na podstawie przeprowadzonych badań: doświadczalnych, numerycznych i eksperckich opracowano i zweryfikowano autorski model oceny efektywności eksploatacyjnej samochodów ciężarowych. Model opiera się na kosztowej formule efektywności. Cechą znamienną modelu jest uwzględnienie ryzyka utraty zaufania klienta w przypadku nieprzewidywalnej niezdatności samochodu spowodowanej uszkodzeniem oraz uwzględnienie ryzyka doraźnej utraty przychodu na skutek przestoju związanego z naprawą samochodu ciężarowego.

Przedstawiony w rozprawie współczynnik efektywności jest miarą ryzyka nieciągłości stanu zdatności samochodu w okresie wynajmu i może być wykorzystany do badań naukowych, a także do celów praktyki eksploatacyjnej w zakresie doboru marki i modelu samochodu ciężarowego. Wykazano, że wybierając markę pojazdu z przeznaczeniem na odpłatny wynajem, inwestor powinien – oprócz ceny pojazdu -uwzględnić jego niezawodność, która istotnie wpływa na jakość obsługi klienta i koszty utrzymania pojazdu.

W rozprawie przedstawiono szerokie zastosowanie instalacji przemysłowych zawierających w swej budowie rury. Przybliżono zagadnienie bezpieczeństwa podczas eksploatacji rurowych instalacji przemysłowych, a w szczególności instalacji służących do wydobycia i transportu węglowodorów. Przedstawiono dwa przykłady katastrof powstałych w skutek awarii instalacji, opisując ich przyczyny oraz skutki. Dokonana została analiza czynników wpływających na ryzyko wystąpienia awarii identyfikująca kluczowe dla bezpieczeństwa procesy zachodzące w czasie jej projektowania, budowy, uruchomienia, eksploatacji oraz demontażu. Opisano procesy, które są stosowane w celu minimalizacji ryzyka wystąpienia awarii jak również ograniczenia jej skutków w przypadku, kiedy do niej dojdzie. Podczas oceny konsekwencji awarii oraz analizy sposobów postępowania stwierdzono, że jednym z decydujących o skali problemu czynników jest czas pomiędzy wystąpieniem uszkodzenia, a skuteczną reakcją. Dokonano przeglądu dostępnych metod naprawczych stosowanych w przypadku instalacji rurowych stwierdzając, że nie ma skutecznego sposobu na szybkie i skuteczne zabezpieczenie przed niekontrolowanym wypływem czynnika w przypadku całkowitego przerwania instalacji, które mogłoby być stosowane w miejscach trudnodostępnych dla człowieka.

Celem pracy jest znalezienie efektywnego rozwiązania, które pozwoli w szybki sposób ograniczyć lub całkowicie powstrzymać wyciek z uszkodzonej instalacji przez zablokowanie wylotu lub przede wszystkim podłączenie uszkodzonego odwiertu podmorskiego.

Tezą pracy jest możliwość zastosowania uszczelnienia typu labiryntowego stosowanego m.in. w budowie turbin energetycznych, jako skutecznego i efektywnego rozwiązania, które pozwala w szybki sposób ograniczyć lub całkowicie powstrzymać wyciek z uszkodzonej instalacji przez zablokowanie wylotu, lub przede wszystkim, podłączenie uszkodzonego odwiertu podmorskiego.

Na podstawie przeprowadzonych badań numerycznych i doświadczalnych opracowano i zweryfikowano autorskie rozwiązanie zabezpieczenia rurociągu przemysłowego przed niekontrolowanym wypływem substancji niebezpiecznych. Badania te mogą stanowić podstawę do dalszego rozwoju zaproponowanego rozwiązania celem opracowania optymalnych konfiguracji dla poszczególnych aplikacji.

W ramach współczesnej walki ze szkodliwymi organizmami atakującymi uprawy zarówno leśne jak i rolne na wielu obszarach kuli ziemskiej stosuje się do ich zwalczania statki powietrzne  (SP), głównie samoloty i śmigłowce, jak również prowadzone są badania zastosowania do tych zabiegów wiatrakowców i bezzałogowych statków powietrznych (BSP). Stosowanie tej techniki stanowi jednak, przy niewłaściwej aplikacji, zagrożenie zniesienia środków poza obszar poddany zabiegowi, prowadząc do skażenia sąsiadujących upraw, obszarów wodnych czy zurbanizowanych. Dlatego procesy rozpylania cieczy ze statków powietrznych, wraz z prawidłowym jej rozkładem na uprawie (glebie), wymagają starannej analizy. Procesy te są bardzo skomplikowane, ponieważ na trajektorie ruchu kropel wpływa bardzo silnie ślad aerodynamiczny SP, stan atmosfery, w tym głównie wiatr i turbulencja atmosferyczna oraz sama ziemia (uprawa). Modelowanie matematyczne tego procesu mimo, że prowadzone jest od ponad 50 lat przez wielu badaczy, nie doprowadziło do satysfakcjonujących wyników. Większość, jeśli nie wszystkie dotychczasowe prace w ogóle nie brały pod uwagę pełnego, trójwymiarowego modelu statku powietrznego. Modelowano jedynie wpływ płata, śmigła czy rotorów w postaci linii wirowych na pole prędkości SP. Rezultatem tych prac jest jednak znaczna rozbieżność uzyskiwanych teoretycznie rozkładów masy z wynikami eksperymentów.

W tej sytuacji za cel pracy przyjęto opracowanie pełnego, trójwymiarowego opływu zarówno dla helikoptera jak i samolotu oraz oddziaływania ich na trajektorię ruchu kropel. Wybrano śmigłowiec Mi-2 oraz samolot PZL-106 „Turbo Kruk”. Opracowano model matematyczny stosując metodę CFD, gdzie krople są wprowadzane do atmosfery z atomizerów czy rozpylaczy umieszczonych tuż pod płatem, w środkowej części statku powietrznego. Dlatego największy wpływ na ich ruch ma właśnie pole prędkości generowane przelatującym samolotem czy helikopterem. Drugim czynnikiem jak najbardziej istotnym w analizie jest wiatr i turbulencja atmosferyczna, szczególnie w przypadkach ruchów pionowych powietrza. Tym niemniej, zabiegi agrolotnicze człowiek stara się prowadzić w jak najlepszych warunkach atmosferycznych, tym samym niwelując wpływ czynników pogodowych. Natomiast nie jest możliwe niwelowanie śladu turbulentnego SP. Stąd potrzeba zwrócenia uwagi na bliskie pole za samolotem, które nie może być modelowane za pomocą dwóch linii wirowych, jak w większości modeli było i jest przyjmowane. Zatem główna oś pracy została postawiona na stworzenie pełnego, trójwymiarowego modelu, zarówno helikoptera jak i samolotu.  Przeprowadzono analizy za pomocą metod CFD, wykorzystując komercyjne oprogramowanie ANSYS, dla nalotów z wiatrem bocznym i bez wiatru jak i dla samolotu o pełnym załadunku i samolotu w ostatniej fazie oprysku, przy minimalnym poziomie paliwa i środków chemicznych. Uzyskano poprzeczny rozkład oprysku, który następnie porównano dla helikoptera z danymi doświadczalnymi, a także z wybranymi modelami innych autorów, natomiast dla samolotu porównano wyniki jedynie z wynikami innych modeli.

Opracowany model matematyczny, obok walorów naukowych, ma również istotne znaczenie aplikacyjne, ponieważ zastosowanie go w znacznym stopniu może ograniczyć bardzo kosztowne i pracochłonne badania w locie, niezbędne dla uzyskania prawidłowego rozkładu poprzecznego kropel na uprawie (glebie).

Praca podejmuje tematykę analizy nośnego wirnika śmigłowca z uwzględnieniem efektów aeroelastycznych i poświęcona jest opracowaniu oraz walidacji nowych metod obliczeniowych.

Proces projektowania nowoczesnych łopat wirnika śmigłowca wymaga uwzględnienia złożonych zjawisk aeroelastycznych. Zaawansowane sprzężone modele obliczeniowe mechaniki płynów i dynamiki ruchu łopat pozwalają na przeprowadzenie tego typu analizy z bardzo dużą dokładnością. Koszt obliczeniowy takich symulacji jest jednak zwykle bardzo wysoki i z tego powodu modele te nie mogą być z powodzeniem stosowane w procesie projektowania interaktywnego lub optymalizacji. Złożone modele interakcji przepływowo-strukturalnych (Fluid Structure Interaction) są doskonałymi narzędziami do celów weryfikacji, natomiast proces projektowania wymaga prostszych metod o niższym koszcie obliczeniowym, ale nadal stosunkowo dużej dokładności i możliwościach.

Głównym celem przeprowadzonych prac było opracowanie nowej, efektywnej metody wyznaczania obciążeń wirnika śmigłowca, odkształceń łopat i osiągów. Wykorzystuje ona znany komercyjny solver równań Naviera-Stokesa – ANSYS Fluent oraz zmodyfikowany model wirtualnej łopaty (Virtual Blade Model, oparty na teorii elementu łopaty) do obliczeń aerodynamiki wirnika. Dedykowany solver odkształceń łopat, stworzony w oparciu o model belkowy i metodę różnic skończonych został zintegrowany ze środowiskiem ANSYS Fluent za pomocą funkcji użytkownika (User Defined Functions). Połączenie dwóch modeli niższego rzędu (reduced order models) zapewniło duże możliwości w stosunku do czasu symulacji.

Opracowany moduł obliczeniowy zwalidowano na podstawie badań eksperymentalnych modelowego wirnika śmigłowca IS-2 i wirnika śmigłowca UH-60A, dla warunków zawisu oraz lotu poziomego. Przeprowadzono również weryfikację metody w oparciu o analizę wirnika teoretycznego Ormistona, stworzonego specjalnie do testowania pakietów obliczeniowych. Porównania ujawniły dobrą zgodność otrzymanych wyników z danymi eksperymentalnymi i wskazały dalsze możliwe kierunki rozwoju uproszczonego modułu. W ramach prowadzonych badań opracowano także drugi moduł obliczeniowy oparty na dokładnym odwzorowaniu pola przepływu wokół łopat. Pozwolił on na pełniejszą weryfikację metody uproszczonej, identyfikację jej ograniczeń, a także dokładne oszacowanie wpływu odkształcalności łopat na osiągi wirnika.

Zaproponowana koncepcja uproszczonego modelowania wirnika śmigłowcowego łączy w sobie większość zalet związanych z wykorzystaniem trójwymiarowego solvera równań Naviera-Stokesa, krótki czas obliczeniowy oraz dobrą dokładność. Możliwe powinno być zatem jej wykorzystanie w trakcie procesu projektowania i optymalizacji nośnego wirnika śmigłowca.

Praca przedstawia zagadnienia związane z projektowaniem hamulca o napędzie elektrycznym. Autor szczególny nacisk położył na zagadnienia konstrukcyjne z racji zainteresowań oraz wypełnianych zadań, związanych z konstruowaniem podczas pracy w Instytucie Lotnictwa. Proces projektowania został przedstawiony od wstępnej fazy koncepcyjnej. Przeprowadzony w niej został przegląd istniejących rozwiązań, powstała wstępna koncepcja działania hamulca. Następnie istniejący model poddany został ulepszeniom, aż w końcu dostosowany został do goleni od samolotu I-23. Podczas zmian konstrukcji modelu 3D poddany został analizie MES, czyli optymalizacji wytrzymałościowej. W końcu powstał ostateczny model 3D, z którego wykonana została dokumentacja techniczna. W fazie finalnej powstał demonstrator hamulca i został przebadany w Laboratorium Podwozi Instytutu Lotnictwa. Wszystkie te zagadnienia konstrukcyjne pokazane zostały, biorąc na cel metodykę konstruowania i metody szukania rozwiązań znajdujące się w literaturze i czerpiące z doświadczenia konstruktora, jak również ludzi zajmujących się tą tematyką. Niemniej jednak autor zdaje sobie sprawę z ogromu tematu i możliwości pokazania w różnym stopniu zagadnień związanych z konstrukcją, dlatego przedstawione zostały te zagadnienia, które zostały uznane za najciekawsze i istotne z punktu widzenia autora. Również autor widzi lukę i brak prac zajmujących się tematyką dotyczącą głównie konstrukcji i metod projektowania.

W pracy przedstawiono porównanie hamulca elektrycznego z istniejącymi hamulcami hydraulicznymi oraz zagadnienia teoretyczne, związane z całym procesem lądowania samolotu.

Ważną częścią pracy było stworzenie, działającego demonstratora hamulca i porównanie go z hamulcami hydraulicznymi. Z tego względu badania hamulców o napędzie elektrycznym, zostały szczegółowo opisane. Sam przebieg badań, jak również parametry, sprzęt i analiza. Badania przeprowadzone zostały, w oparciu o metodykę badań, dotyczących hamulców o napędzie hydraulicznym.

Rakiety sondujące stanowią krok poprzedzający rozwój rakiet nośnych i są istotnym elementem budowy potencjału kosmicznego wielu państw. Wzrost zainteresowania lotami kosmicznymi w ostatnich latach sprawił, że temat misji suborbitalnych zyskał na znaczeniu i w wielu ośrodkach badawczo-rozwojowych na świecie planowany jest rozwój nowych konstrukcji. Jednak mimo kilkudziesięciu lat szerokiego wykorzystywania rakiet sondujących, stosowane dziś konfiguracje nie odbiegają znacznie od historycznych rozwiązań. Wielokrotnie wykorzystywane są nieoptymalne, pod kątem wymiarowania i doboru napędu, konfiguracje rakiet. Tym samym ograniczane są możliwe osiągi konstrukcji w locie.

Praca podejmuje temat projektowania i rozwoju małych rakiet suborbitalnych. Jest realizowana w formie zbioru artykułów z czasopism naukowych i międzynarodowych konferencji. Artykuły są związane z doborem parametrów pracy silników rakiet sondujących i poprawą osiągów niewielkich rakiet, które funkcjonują jako demonstratory technologii.

Teza pracy jest następująca: Odpowiedni wybór konfiguracji rakiet sondujących oraz dobór parametrów pracy ich silników pozwala na poprawienie ich osiągów w locie. Relatywnie ogólne sformułowanie tezy pozwoliło na zachowanie elastyczności pod kątem analizowanych konstrukcji i przedstawienie obok wyników analiz także efekty praktycznych prac nad małymi rakietami o masie do 200 kg.

Celem było pokazanie możliwości realizacji misji suborbitalnych polegających na osiągnięciu linii Von Karmana, stanowiącej umowny pułapu kosmosu, za pomocą małych rakiet. Praca ukazuje metody poprawy osiągów rakiet sondujących poprzez między innymi odpowiedni dobór ciągu silnika, jego czasu pracy i dyszy. Poza wynikami obliczeń numerycznych przedstawiono wyniki testów szeregu konstrukcji rakietowych, wykorzystujących różne układy napędowe. Multidyscyplinarne podejście do tematu pozwala przedstawić metodykę projektowania małych rakiet suborbitalnych. Sformułowano wytyczne dotyczące rozwoju nowych konstrukcji. Jednocześnie, zbiór artykułów ma stanowić świadectwo rozwoju polskich technologii rakiet suborbitalnych w ostatnich pięciu latach. Cykl artykułów został sfinalizowany w ramach prac statutowych Instytutu Lotnictwa.

Rozprawa zawiera wyniki uzyskane w ramach projektu MOSUPS PBS1/A6/14/2012 finansowanego przez Narodowe Centrum Badań i Rozwoju.

Niniejsza rozprawa doktorska podejmuje tematykę stateczności dynamicznej samolotu w niekonwencjonalnym układzie połączonych skrzydeł. Stateczność samolotu jest zwykle krytycznym czynnikiem decydującym o poziomie bezpieczeństwa lotów. Z tego powodu konieczne jest zawsze dokonanie jej oceny przed wykonaniem pierwszych lotów próbnych nowego samolotu. Jest to szczególnie istotne w przypadku konstrukcji nowatorskiej, której właściwości nie są dobrze znane.

Dlatego też głównym celem pracy było przebadanie właściwości lotnych samolotu bezzałogowego w niekonwencjonalnym układzie odwróconych połączonych skrzydeł na przykładzie samolotu ILX-32 MOSUPS. Szczególny nacisk położono na analizę stateczności dynamicznej samolotu. Stateczność samolotu analizowano korzystając z różnych modeli matematycznych ruchu, a także wykorzystując dane z przeprowadzonych badań samolotu w locie.

Przed wykonaniem analiz numerycznych stateczności samolotu przygotowano dane wejściowe do obliczeń korzystając z charakterystyk aerodynamicznych samolotu uzyskanych w trakcie badań tunelowych. Wyznaczono także charakterystyki aerodynamiczne samolotu dla stanów nieustalonych korzystając z dwóch różnych metod numerycznych mechaniki płynów. Na tej podstawie wykonano pierwsze obliczenia i symulacje dynamiki samolotu, które stały się cennym źródłem informacji dla pilota przed rozpoczęciem serii lotów próbnych.

W pracy dokonano analizy danych zarejestrowanych w trakcie lotów. Wyodrębniono z nich specyficzne manewry opisujące reakcje dynamiczne samolotu na zaburzenia stanu równowagi. Na tej podstawie przeanalizowano podstawowe postaci ruchów dynamicznych samolotu, dokonując ich jakościowej i ilościowej oceny. Dane uzyskane w lotów zostały wykorzystane później także do weryfikacji zbudowanego modelu numerycznego dynamiki samolotu.

Przeprowadzono analizy numeryczne w celu określenia właściwości lotnych samolotu korzystając z danych aerodynamicznych i masowych, które odzwierciedlały rzeczywistą konfigurację samolotu występującą w trakcie ostatnich lotów. Wykonane obliczenia pozwoliły na wyznaczenie głównych parametrów opisujących postaci ruchów dynamicznych podłużnych i poprzeczno-kierunkowych. Opisując zmiany właściwości lotnych w wyniku modyfikacji usterzenia pionowego, pokazano, że można w przewidywalny sposób kształtować stateczność dynamiczną samolotu w układzie połączonych skrzydeł.

Uzyskane wyniki w odniesieniu do obowiązujących przepisów wskazały na dobre właściwości lotne samolotu w całym zakresie użytkowych prędkości lotu. Wyniki obliczeń porównano następnie z wynikami otrzymanymi lotów. Dzięki temu dokonano weryfikacji poprawności modelu obliczeniowego, który w większości przypadków poprawnie przewidział charakterystyki samolotu. Wykonano również analizy wpływu zmian wybranych danych wejściowych na finalne wyniki analiz numerycznych. Wykazały one małą wrażliwość modelu obliczeniowego, a tym samym wysoką pewność otrzymanych rezultatów. Omówiono także kilka propozycji możliwych modyfikacji samolotu, które mogą wymiernie wpłynąć na poprawę właściwości lotnych samolotu, w tym jego osiągów.

Badania rezonansowe są jednym ze standardowych rodzajów badań w budowie statków powietrznych. Polegają one na identyfikacji rezonansów struktury według procedur wynikających z właściwości liniowego modelu układu o jednym stopniu swobody.

Rozprawę doktorską poświęcono analizie zagadnień, które pomimo poprawnego realizowania procedury badań mogą podważyć wiarygodność niektórych wyników umykając metodom oceny błędu. Problemy te zostały zauważone przez autora podczas prac prowadzonych w laboratorium badawczym Instytutu Lotnictwa. Zgodnie z tezą rozprawy dokonano analizy takich przypadków nazywając je możliwymi przyczynami niewiarygodności wyników.

Podstawą analiz i rozważań są rozdziały poświęcone teorii błędu pomiaru oraz definicjom i procedurom prób rezonansowych.

W pierwszym z rozdziałów poświęconych badaniom własnym autora został omówiony błąd i niepewność pomiaru doświadczalnie wyznaczonej częstotliwości rezonansu, aby pokazać nieporównywalnie większy wpływ masy urządzenia do elastycznego zawieszenia badanego obiektu na zmierzoną częstotliwość. Pomimo, że w procesie badań rezonansowych dużo uwagi poświęca się wyeliminowaniu sztywności zawieszenia autor zauważa, że również masa urządzenia do zawieszenia umieszczonego w lokalizacji obojętnej dla niektórych postaci drgań rezonansowych może mieć negatywny wpływ na wiarygodność wyników badań innych rezonansów.

Inny z rozdziałów poświęcono zagadnieniu wpływu wielkości siły wzbudzającej na wiarygodność badań. Cechą charakterystyczną struktur mechanicznych jest nieliniowa charakterystyka częstotliwości rezonansowej dla małych amplitud drgań. W pracy przeanalizowano część tej charakterystyki, wybrano odpowiedni model interpretacji jej przebiegu i wywnioskowano, że za tę część nieliniowości odpowiada wewnętrzne tarcie suche struktury.

W niniejszej dysertacji skupiono się także na możliwości interpretacji wybranych przypadków zjawiska rezonansów o bliskich częstotliwościach na podstawie modelu dynamicznego eliminatora drgań. Dla przypadku rezonansów o bliskich częstotliwościach zbadano wpływ pominięcia jednego z pary rezonansów na wyniki obliczeń flatteru samolotu.

Zbadanie powyższych zagadnień stanowi dowód tezy, że w pewnych przypadkach istnieje zagrożenie wiarygodności wyników badań rezonansowych niezwiązane z popełnianiem klasycznych błędów pomiaru.

Idea Systemu Transportu Małymi Samolotami (STMS) zakłada wykorzystanie samolotów do 19 miejsc do przewozu pasażerów. W odróżnieniu od tradycyjnych linii lotniczych, które operują według rozkładów obejmujących wiele miesięcy, mała liczba miejsc pasażerskich wymusza częstsze dostosowanie połączeń do zmieniającego się zapotrzebowania. Wynika stąd potrzeba opracowania metodyki efektywnego zarządzania flotą samolotów, dostosowanej do potrzeb STMS.

Celem pracy jest opracowanie metodyki optymalnego zarządzania eksploatacją floty samolotów w ramach STMS. Danymi wejściowymi do zagadnienia są resursy między obsługowe, położenia startowe floty i personelu oraz zapotrzebowanie na wykonanie usług transportowych w określonym przedziale czasu. Wynikiem obliczeń jest marszrutyzacja samolotów i personelu oraz plan przeglądów.

W celu realizacji zadania opracowano oryginalne sformułowanie zintegrowanego zagadnienia oraz model przestrzeni rozwiązań, który umożliwia przeszukiwanie tylko rozwiązań fizycznie wykonalnych i dostosowany do obliczeń równoległych. Zadanie rozwiązano z zastosowaniem heurystyki optymalizacyjnej opartej o algorytm ewolucyjny.

W wyniku pracy powstała metodyka wyznaczania optymalnej marszrutyzacji personelu i samolotów, spełniających wymagania eksploatacyjne i zapewniająca wykonanie zadania transportowego. Jej poprawność została zweryfikowana poprzez wykonanie zadań testowych za pomocą oprogramowania wykonującego obliczenia równoległe z zastosowaniem technologii CUDA (Compute Unified Device Architecture). Metodyka rozwiązania może znaleźć zastosowanie w podobnych zagadnieniach, z innymi pojazdami lub wykonującymi inne zadania.

Osiągnięciem pracy jest:

  1. Sformułowanie w rozdziale 4.1, w pełni zintegrowanego zagadnienia minimalizacji kosztów operacyjnych z marszrutyzacją samolotów, przydziałem załóg i pasażerów oraz planem przeglądów. Do chwili obecnej w liniach lotniczych wymienione zagadnienia rozwiązuje się osobno.
  2. Opracowanie kompletnego modelu przestrzeni rozwiązań (rozdział 4.2), uwzględniającego złożone zależności między planowaniem tras lotów samolotów, a przydzieleniem do samolotów pilotów i pasażerów, wraz z towarzyszącymi ograniczeniami czasoprzestrzennymi oraz eksploatacyjnymi, tj. ograniczeniem czasu lotu (zasięgu), koniecznością dokonywania przeglądów co ustaloną liczbę godzin lub cykli startu i lądowania.
  3. Praktyczne opracowanie oryginalnej koncepcji reprezentacji rozwiązania (rozdział 5), która pozwala na ograniczenie przeszukiwania przestrzeni rozwiązań do rozwiązań, które są wykonalne fizycznie. Innowacja w reprezentacji rozwiązań polega na wskazywaniu nie tyle bezpośrednio punktów w przestrzeni rozwiązań, lecz parametrów algorytmu budującego rozwiązanie. Algorytm budujący rozwiązanie jest stosowany podczas ewaluacji rozwiązań. Analogicznie, poruszając się po mieście, można zastąpić listę nazw ulic wskazówkami: trzymaj się lewej/prawej strony. Startując z konkretnego punktu zawsze się gdzieś dojdzie, natomiast mieszając części dwóch list ulic (tak właśnie działa krzyżowanie w algorytmach ewolucyjnych) może nie być punktów wspólnych (np. listy ulic po 2 stronach rzeki) i otrzymuje się (i przetwarza!) z góry zbędne rozwiązanie. Reprezentację pośrednią autor zastosował we wcześniejszej pracy dotyczącej prostszego zagadnienia optymalizacji przewozu towarów. W Pracy Doktorskiej, implementację takiego rozwiązania dla bardziej złożonych przypadków umożliwiło opracowanie modelu przestrzeni rozwiązań.
  4. Praktyczne rozwiązanie w pełni zintegrowanego zadania marszrutyzacji samolotów, z przydziałem pilotów, pasażerów, i planem przeglądów. Metodyka może z powodzeniem znaleźć zastosowanie firmach operujących taksówkami powietrznymi, małymi samolotami w ramach STMS. Skalowanie metodyki do np. linii lotniczych jest możliwe, wymaga implementacji pozwalającej na przetwarzanie dużo większej przestrzeni danych.Opracowanie algorytmu umożliwi automatyzację planowania operacji oraz spowoduje obniżenie kosztów operacyjnych. Minimalizacja kosztów jest celem algorytmu.

Przedstawiona w pracy metodyka została zweryfikowana w serii zadań testowych, których celem było sprawdzenie przede wszystkim uwzględniania ograniczeń i w dalszej kolejności znajdowania optimum. Sprawdzono uwzględniane ograniczenia w przestrzeni obejmującej sieć 5 lotnisk i okres jednego dnia lotów, co odpowiada modelowi biznesowemu Systemu Transportu Małymi Samolotami.

Testy potwierdziły skuteczność prezentowanej metodyki w założonym zakresie.

W ciągu kilku ostatnich lat zespół pracowników Instytutu Lotnictwa opracował koncepcję Systemu Transportu Małymi Samolotami/ Small Air Transport (STMS/SAT), wypełniającego niszę między transportem powierzchniowym, a rejsowym transportem lotniczym – na dystansach powyżej 200 km, zagospodarowującego liczne, lecz niewielkie potoki pasażerskie i dającego szansę regionom na poprawę ich możliwości komunikacyjnych.

Koncepcja Systemu znakomicie wpisuje się w Europejską Strategię Lotnictwa Flightpath 2050, a zwłaszcza wspomaga urealnienie głównego wyzwania tej strategii, jakim jest: „w 2050 roku 90% podróżujących po Europie będzie miało szansę odbycia podróży „od drzwi do drzwi” w czasie nie dłuższym niż 4 godziny”.

Tematyka ta może stać się polską specjalnością i powinna być obszarem naukowej eksploracji. Próbę takiego pogłębienia stanowi niniejsza praca doktorska. Jej autor był jednym z inicjatorów koncepcji wyżej wymienionego systemu; pełnił funkcję koordynatora projektów EPATS, STMS, SAT-Rdmp i był współautorem włączenia tematyki SAT do programu CleanSky 2 realizowanego w ramach Europejskiego Programu Ramowego Horizon 2020.

Praca koncentruje się na badaniu zagadnień związanych z dopasowaniem parametrów rodziny samolotów służących do świadczenia usług transportowych w zależności od struktury potoków pasażerskich, częstotliwości lotów, czasu oczekiwania na lot, stopnia pilności realizacji podróży, dystansu, i stopnia napełnienia samolotu.

Otwarte przewody doktorskie